2.15. Вплив стисливості потоку на аеродинамічні коефіцієнти

2.15.1. Залежність аеродинамічних коефіцієнтів від числа м

Прояв стисливості потоку викликає зміну обтікання тіла потоком повітря і розподілу тисків за профілем крила, внаслідок чого змінюються аеродинамічні коефіцієнти.

Залежності аеродинамічних коефіцієнтів с_у і с_х прямого крила (у плані) достатньо великого подовження при постійному куті атаки від числа М (критерію стисливості потоку) приведені на рис. 2.58.

Рис. 2.58. Залежність аеродинамічних коефіцієнтів від числа М.

На графіках можна виділити характерні ділянки, що відповідають особливостям обтікання крила. Для кривої залежності с_у = f (М) можна виділити наступні області:

0 - 1 (М = 0 ÷ 0,4). Коефіцієнт с_у = соnst, оскільки стисливість потоку при V < 0,4а не виявляється (стисливістю нехтують).

1 - 2 (М = 0,4 ÷ М_кр). Коефіцієнт с_у збільшується, оскільки через прояву стисливості збільшується зона розрідження над крилом (точка 2).

2 - 3 (М = М_кр ÷ 0,8). При М = М_кр відбувається різке збільшення коефіцієнта с_у через утворення місцевої надзвукової зони над крилом, що приводить до пониження тиску над крилом. Збільшення коефіцієнта с_у триває до появи місцевої надзвукової зони під крилом (точка 3).

3 - 4 (M = 0,8 ÷ 0,9). Зменшення коефіцієнта с_у пов'язане зі збільшенням зони розрідження під крилом, оскільки нижній стрибок швидко зміщається до задньої кромки профілю (точка 4).

4 - 5 (М = 0,9 ÷ 1,0). Коефіцієнт с_у збільшується через збільшення зони розрідження над крилом, оскільки верхній стрибок зміщається до задньої кромки. При М = 1 нижній і верхній стрибки досягають задньої кромки, а перед крилом утворюється головний прямий від’єднанний стрибок ущільнення (точка 5).

5 - 6 (М = 1 ÷ 1,2). В міру збільшення надзвукової швидкості головний стрибок ущільнення наближається до передньої кромки крила, набуваючи форму косого стрибка. На задній кромці крила продовжують знаходитися нижній і верхній хвостові стрибки (точка 6). Коефіцієнт с_у трохи зменшується, оскільки розширення потоку після головного стрибка під крилом протікає інтенсивніше, ніж над крилом.

На кривої залежності с_х = φ (М) можна виділити наступні області:

0 - 1 відповідає числам М = 0 ÷ 0,4, при яких стисливість потоку не виявляється і коефіцієнт с_х залишається постійним.

1 - 2 (М = 0,4 ÷ М_кр). Повільне збільшення коефіцієнта с_х відбувається через збільшення зони підвищеного тиску перед крилом.

2 – 5 (М = М_кр ÷ 1). Різке збільшення коефіцієнта лобового опору с_х відбувається через появу хвильового опору; коефіцієнт с_х = с_хmax створюється при числі М = 1, при появі головного прямого від’єднанного стрибка (точка 5).

5 – 6 (М = 1 ÷ 1,2). Коефіцієнт с_х зменшується через зменшення хвильового опору: прямій від’єднанний стрибок наближається до профілю і при числі М = 1,2 стає косим приєднаним стрибком (точка 6).

Діапазони швидкостей польоту. У зоні дозвукових швидкостей I (М = 0 ÷ М_кр) прояв стисливості починається при М > 0,4 і виражається в збільшенні зон розрідження, що і приводить до плавного збільшення коефіцієнтів с_у і с_х. Ніяких розривів у потоці немає.

Вплив стисливості на коефіцієнт с_у визначається по теорії С.А. Христиановича:

.

Зона змішаних (трансзвукових) швидкостей ІІ (М = М_кр ÷ 1,2) починається з появи місцевих стрибків ущільнення. Політ на трансзвукової швидкості характеризується змішаним режимом обтікання. До стрибка швидкість потоку надзвукова, а за стрибком — дозвукова.

Зона надзвукових швидкостей ІІІ починається з числа М > 1,2, коли головний стрибок приєднується до профілю, перетворюючись у косий стрибок ущільнення. Втрати енергії в стрибку зменшуються, швидкості за ним залишаються надзвуковими.

Зона гіперзвукових швидкостей відповідає числам М > 5. При гіперзвуковому обтіканні головний стрибок ущільнення має дуже великий нахил і майже притиснутий до обтічної поверхні. Це викликає його взаємодію з межовим шаром. В результаті відбувається значне зростання температури поблизу поверхні тіла і змінюються фізичні та хімічні властивості повітря.